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公开(公告)号：CN101214859A
公开(公告)日：2008-07-09
申请号：CN200710301589.9
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种变轨期间自主故障检测恢复控制的方法，包括(1)自主故障检测：首先，在自主变轨方法的恒星捕获阶段、惯性调姿阶段、恒星定向阶段和轨控定向阶段，设定故障判断条件；然后，在变轨过程中引入故障判断条件，(2)自主恢复控制：当卫星自主检测出故障，进入恢复控制时，星上自主控制卫星进入速率阻尼阶段，待卫星的姿态角速度阻尼成功后，自主转入恒星捕获阶段，在恒星捕获阶段，重新设置轨控流程，即设定后续变轨过程中各阶段的开始时间，根据重新设定的时间，卫星自主转入相应的工作阶段，恢复轨控。本发明的方法提高了变轨的可靠性，保证轨道控制及时、准确地实施。而且能够更好地保证轨控唯一窗口的实现。
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公开(公告)号：CN101204994A
公开(公告)日：2008-06-25
申请号：CN200710301746.6
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，首先根据地面向星上注入的地球星历信息和赤道惯性系到卫星轨道坐标系的变换矩阵计算任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历；然后根据计算出的星历计算卫星可见地球区域，并在可见区域内计算卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向；对卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向进行补偿计算，得到卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向；根据卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向计算出天线目标角度，对天线零位偏差进行补偿后得到最终指令角，送给天线驱动机构，由驱动机构驱动天线指向地球。本发明克服现有技术的不足，采用简单的开环程序跟踪方式，满足指向精度要求。
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公开(公告)号：CN101066706A
公开(公告)日：2007-11-07
申请号：CN200710122905.6
申请日：2007-07-03
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法，包括(1)当航天器在轨飞行的时间会出现动量轮卸载时，在地面可见的弧段进行强制动量轮卸载。(2)根据遥测数据首先获得喷气加速度在航天器本体坐标系中的分量，再结合航天器姿态、轨道位置，计算喷气加速度在航天器惯性坐标系中的分量，在定轨时计算并计入了喷气摄动，以补偿姿控喷气对轨道确定精度的影响。(3)在轨控参数计算过程中，增加建立点火姿态和恢复巡航姿态两次大角度调姿过程中喷气摄动的模型，将姿控喷气引入轨控计算中去，补偿喷气摄动对变轨精度的影响。本发明的方法补偿了喷气对轨道的影响，实现了对轨道的精确控制。
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公开(公告)号：CN113325704A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110450164.4
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明实施例提供一种航天器逆光抵近智能轨道控制方法，包括：根据开普勒轨道动力学方法在仿真环境中建立自身航天器运动轨迹与目标航天器运动轨迹的运动学模型；从所述运动学模型中获取自身航天器及目标航天器在t0时刻的观测量以及所述目标航天器在t0时刻的速度增量；将所述自身航天器的t0时刻的观测量输入训练效果收敛的动作网络计算t0时刻所述自身航天器的速度增量，根据所述速度增量对所述自身航天器的轨道进行控制；根据t0+T时刻所述自身航天器和目标航天器的观测量、方位角，判断速度增量进行轨道控制后自身航天器是否处于目标航天器的逆光观测范围内。利用本发明实施例可实现航天器间的逆光观测范围判断。
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公开(公告)号：CN113268859A
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202110448705.X
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明实施例提供一种航天器在轨博弈的仿真模拟系统，包括实时解算航天器随时间变化的位置、速度、姿态、姿态角信息的运动学模型装置，对航天器数量、机动能力、速度增量幅值、即时奖励函数、太阳方位角、碰撞情况、通讯网络、观测量进行定义的场景定义装置，建立智能算法的神经网络模型的神经网络模型建立装置，调用神经网络模型并根据航天器观测量及速度增量、t0+T时刻航天器观测量及即时奖励函数对动作网络、评价网络进行训练的智能算法装置，将神经网络模型的训练过程数据通过图形方式呈现的结果输出与性能评估装置，可视化地呈现所述航天器的运动轨迹的场景实时显示装置，利用本技术方案可以实现航天器运行状态及运动轨迹的精确模拟与评估。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104063582B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201410240403.3
申请日：2014-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种面外面内分步实施的绕飞构型建立方法，指定主控航天器相对于目标航天器轨道面外运动幅值出现在特定地心纬度点上空，建立起主控航天器相对于目标航天器的面外相对运动；对面外相对运动采用CW制导策略进行微调，使面外相对运动幅值更加接近于标称值；基于指定的期望绕飞构型的面外、面内相对运动相位差，给出面内相对运动转移脉冲，最终建立起相应的绕飞构型。本发明指出，在面外面内相对运动相位差、绕飞面仰角与绕飞面方位角三个参数之间存在一个简洁的关系式。本发明适用于绕飞相对运动尺度为数百米到数十公里量级的情况，绕飞构型可任意设定，绕飞面仰角、方位角及基线长度等特征指标的实现精度高。
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公开(公告)号：CN103955224B
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201410163956.3
申请日：2014-04-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法，在追踪器跟踪接近目标器的过程中，由于相对测量敏感器视场小，在跟踪过程中，追踪器和目标器之间的相对视线角超过测量敏感器的视场，为了保证在跟踪接近过程中相对测量敏感器正常工作，需要追踪器作为机动平台，控制追踪器的姿态指向目标器，跟踪两个航天器的相对视线角，使得追踪器的姿态指向目标器，保证目标器在相对测量敏感器的视场内，保证相对测量敏感器有效工作。
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公开(公告)号：CN104142686A
公开(公告)日：2014-11-12
申请号：CN201410339135.0
申请日：2014-07-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种卫星自主编队飞行控制方法，通过轨道平根数差进行编队飞行控制，由于轨道平根数差较准确的反映了卫星之间相对运动的长期趋势，这种方法可以较好的控制相对运动的长期变化。本发明通过设计轨道平面内的平半长轴差控制策略，采用分区间设置控制目标的方式，保证在控制区间内的漂移速度较小；在控制区间外时，能以较快的速度回到控制区间内。本发明通过轨控使用多次小脉冲喷气、姿控使用动量轮的方式，减少姿态喷气控制对轨道的影响，提高轨道控制执行精度。
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公开(公告)号：CN103869720A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201410119759.1
申请日：2014-03-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B19/04
Abstract: 一种卫星推进驱动线路电源管理系统，包括推进分系统控制器、第一控制信号驱动线路、第二控制信号驱动线路、整星一次电源、第一磁保持继电器、第二磁保持继电器、星务分系统、星箭分离开关和推进驱动线路。通过推进分系统控制器和星务分系统共同对推进驱动线路电源进行管理；两个磁保持继电器并联，星务分系统发出4个独立控制指令对磁保持继电器进行控制；星箭分离开关仅通过控制信号；推进分系统控制器输出的控制信号需在星箭分离开关信号有效时才能输出。实现卫星推进驱动线路电源管理的需求，提高了系统的安全性、可靠性以及使用时的自主性。
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公开(公告)号：CN100530019C
公开(公告)日：2009-08-19
申请号：CN200710301746.6
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，首先根据地面向星上注入的地球星历信息和赤道惯性系到卫星轨道坐标系的变换矩阵计算任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历；然后根据计算出的星历计算卫星可见地球区域，并在可见区域内计算卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向；对卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向进行补偿计算，得到卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向；根据卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向计算出天线目标角度，对天线零位偏差进行补偿后得到最终指令角，送给天线驱动机构，由驱动机构驱动天线指向地球。本发明克服现有技术的不足，采用简单的开环程序跟踪方式，满足指向精度要求。
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